kel

Skenario 1

Skenario 2

Skenario 3

CHANDRAYAAN-1

Moon Exploration Mission

Chandrayaan-1 adalah satelite yang mempunyai misi eksplorasi ke bulan. Misi ini sudah berjalan 2 tahun lalu dan berhenti pada tahun 2010 karena system failure pada satellite. Satellite ini diluncurkan oleh ISRO (Indian Space Research Organization). Chandrayaan diluncurkan di Sriharikota India pada tanggal 22 Oktober 2008.
Chandrayaan-1,selain mempunyai misi untuk eksplorasi bulan, satellite ini juga digunakan untuk ekspreimen-eksperimen ilmiah. Eksperimen yang berhasil dilakukan satellite Chandrayaan-1 ini antara lain

• Moon Atlas
• Material Mapping
• Impact Probe Test

General Specification

Polar Satellite Launch Vehicle  [PSLV]

Height 44 metres (144 ft)

Diameter 2.8 metres (9 ft 2 in)

Mass 294,000 kilograms (650,000 lb)

4 Stages

17 million USD flyaway cost for each launch

Chandrayaan

675 kg at lunar orbit,

523 kg after releasing the impactor,

Cuboid in shape of approximately 1.5 m

Power

solar array, total area of 2.15 x 1.8 m, 750 W

Propulsion

bipropellant stored in two tanks of 390 litres each.

Moon Impact Probe [Impactor]
Moon Impact Probe digunakan untuk mengambil data jatuhnya probe untuk misi Chandrayaan-2. Misi selanjutnya adalah untuk mendaratkan rover craft di bulan.

152 kg the impactor,

oval-shaped with 120mm X 180 mm

_________________________________________________________________

LINTAS ORBIT

Earth orbit 
Pada lintas orbit pada bumi menggunakan banyak lintas orbit. Untuk lintas orbit trans lunar sendiri menggunakan lintas orbit Hohmann. 

Lunar orbit 
Setelah mendekati apogee bumi dan masuk pada pengaruh bulan maka satellite melakukan maneuver untuk bisa mengorbit di bulan dengan mengurangi kecepatanya. Pengurangan kecepatan terjadi pada titik aposelene bulan. Altitude yang dicapai pada akhirnya adalah 100km diatas permukaan bulan.

Berikut ini adalah perhitungan kecepatan yang dibutuhkan dan massa propelan yang digunakan 


Perhitungan ∆V Earth Orbit

apogee	perigee	a	Vp	Va	delV	ket
6671	6671	6671	7.730	7.730
6671	6671	6671	7.730	7.730	1.8438	ganti inklinasi
44271	6671	25471	10.191	1.536	2.4609
44271	6671	25471	10.191	1.536	4.8751	ganti inklinasi
81086	6671	43879	10.508	0.865	0.3172
170971	6671	88821	10.724	0.418	0.2165
273371	6671	140021	10.801	0.264	0.0762
386371	6671	196521	10.839	0.187	0.0378	trans lunar

 Perhitungan ∆V Lunar Orbit

aposelene	periselene	a	Vp	Va	delV	ket
9239.1	2237	5738	1.878	0.455	-0.0010	reduksi kec
9239.1	1992.1	5616	2.012	0.434	0.1338
9239.1	1937	5588	2.046	0.429	0.0334
1992.1	1924.1	1958	1.610	1.555	-0.4356	reduksi kec
1992	1837	1915	1.666	1.537	0.0563
1837	1837	1837	1.634	1.634	-0.0327	reduksi kec

Propelant Consumption

	∆V Velocity		Isp	Propellant
	km/sec	m/sec		kg
Earth	1.84384	1843.84	450	230.46
	2.46095	2460.95	450	288.46
	4.87515	4875.15	450	451.29
	0.31717	317.17	450	46.80
	0.21648	216.48	450	32.30
	0.07623	76.23	450	11.56
	0.03782	37.82	450	5.76
Lunar	0.00098	0.98	3000	0.10
	0.13376	133.76	3000.00	14.11
	0.03338	33.38	3000.00	3.56
	0.43556	435.56	3000.00	44.57
	0.05630	56.30	3000.00	5.99
	0.03274	32.74	3000.00	3.49
				1138.44

Originally Posted by
Ardian Rizaldi <13609050>
Muhammad Rizal <13609057>

Arifendi Subnafeu <13611603>

CHANDRAYAAN-1

OPTUS D3

Kelompok:

Hendra Yunan                                   13607017

Ahmad Dzaky Hanif                         13607024

Rudi Zelmindo                                  13607058

Nila Husnayati                                  13607061

Adikrisna Riedho Pramono             13608012

TUGAS 3 ASTRODINAMIKA

Presentasi                          : 1 Desember 2011 Jam 12.00-12.30

Pengumpulan Laporan      : 11 Desember 2011

SATELIT OPTUS D3

 

Gambar 1. Satelit Optus D3

 Gambar 2. Roket Ariane 5ECA membawa Optus D3

 

Satelit komunikasi Optus D3 diluncurkan ke orbit operasinya (Geostasioner) menggunakan roket peluncur Ariane 5ECA dari Kourou ELA-3 pada tanggal 21 Agustus 2009. Kourou terletak pada latitude 5.16° Lintang Utara dan longitude 52.65° Bujur Barat.

Peluncuran Optus dibuat dengan asumsi bahwa orbit parkir yang digunakan adalah orbit sirkuler dengan ketinggian 300 km dan inklinasi orbit sebesar latituda peluncurannya (diluncurkan ke arah timur).

 Informasi Spesifikasi (sumber: http://www.orbital.com/newsinfo/publications/optusd3_fact.pdf)

Launch Mass: 2,500 kg (5,500 lb.)
Solar Arrays  : Four panels per array, UTJ Gallium Arsenide cells
Stabilization   : 3-axis stabilized; zero momentum system
Propulsion     : Liquid bi-propellant transfer orbit system; Monopropellant (hydrazine)

            on-orbit system
Batteries        : Two 5140 W-Hr capacity Li-Ion batteries (BOL)
Mission Life  : 15 years
Orbit             : 156 degrees East Longitude
Frequency     : Ku-band
Repeater        : 24 active transponders with 28-for-24 125 W TWTA's (primary transponders)

            and 10-for-8 44 W TWTA's (backup transponders)
Payload Power: 5.0 kW
Antenna         : Two 2.3 m deployable dual-shell gridded shaped reflectors

1.       Sketsa 3 alternatif perpindahan orbit dari orbit parkir sampai dengan orbit geostasioner.

Step Scenario 1

 

Gambar 3. Langkah-langkah pembuatan scenario 1 dengan software STK

Untuk menempatkan posisi terakhir satelit orbit geostasioner berada di sekitar Australia dengan longitude 156° Bujur Barat, maka propagate 3 diberi insert duration trip 3 day.

Scenario 1 (Hohmann Ascending)

 

Gambar 4. Scenario 1 dilihat dari tampak atas (pada gambar kiri atas), tampak depan (pada gambar kanan atas), dan tampak 3D (pada gambar bawah).

Langkah-langkah pembuatan scenario 2 sama persis dengan scenario 1. Akan tetapi,  ada 1 perbedaan yaitu insert propagate 2 ascending untuk scenario 1, sedangkan descending untuk scenario 2. 

 Scenario 2 (Hohmann Descending)

 

Gambar 5. Scenario 2 dilihat dari tampak atas (pada gambar kiri atas), tampak depan (pada gambar kanan atas), dan tampak 3D (pada gambar bawah).

Gambar 6. Langkah-langkah pembuatan scenario 3 dengan software STK

Scenario 3 (Bi Elliptic dengan Descending)

Gambar 7. Scenario 3 dilihat dari tampak atas (pada gambar kiri atas), tampak depan (pada gambar kanan atas), dan tampak 3D (pada gambar bawah).

1.       Alternatif perpindahan orbit yang paling efisien (kebutuhan ∆V total paling kecil).

Menurut hasil perhitungan dari software STK, ΔV dari masing-masing sketsa adalah:

Scenario 1	ΔVx (km/s)	ΔVy (km/s)	ΔVresultan (km/s)
ΔV1	2.429	0	2.429
ΔV2	1.494	0	1.494
ΔV3	-0.057	-0.270	0.276
ΔV total			4.199

Scenario 2	ΔVx (km/s)	ΔVy (km/s)	ΔVresultan (km/s)
ΔV1	2.429	0	2.429
ΔV2	1.494	0	1.494
ΔV3	-0.047	0.284	0.288
ΔV total			4.211

Scenario 3	ΔVx (km/s)	ΔVy (km/s)	ΔVresultan (km/s)
ΔV1	2.641	0	2.641
ΔV2	1.190	0	1.190
ΔV3	-0.2	0	0.2
ΔV4	-0.135	0.264	0.297
ΔV total			4.328

Hasil perhitungan STK tersebut menunjukkan bahwa scenario 1 hohmann dengan nodal naik (ascending) merupakan scenario simulasi alih orbit yang paling efisien karena ΔV total yang dibutuhkan paling kecil.

2.       Hitung kebutuhan ∆V total yang diperlukan.

Scenario 1

(µ=3.986 x 10⁵ km³/s²)

Perhitungan kecepatan dengan menggunakan persamaan vis viva integral:                         

Orbit parkir

a₁ = r₁ = 6671 km

V₁=√(3.986 x 10⁵(1/6671))

V₁=7.730 km/s

Orbit transfer Hohmann

r_p2 = 6671 km

r_a2 = 42238 km

semi major axis, a₂=( r_p2+ r_a2)/2

a₂ = (6671+42238)/2
a₂ = 24454.5 km

Kecepatan di pericenter:

V_p2=√(3.986 x 10⁵(2/6671-1/24454.5))

V_p2=10.159 km/s

ΔV₁ = V_p2 – V₁
ΔV₁ = 10.159 - 7.730
ΔV₁ = 2.429 km/s
Kecepatan di apocenter:
V_a2=√(3.986 x 10⁵(2/42238-1/24454.5))
V_a2=1.604 km/s

Orbit Geostasioner

r₃ = a₃ = 42238 km

V₃=√(3.986 x 10⁵(1/42238))
V₃=3.072 km/s

ΔV₂ = V₃ – V_a2

ΔV₂ = 3.072 – 1.604
ΔV₂ = 1.468 km/s

Orbit Akhir (diberi inklinasi sebesar 5.16°)

ΔV₃ = V₃ – V₄

ΔV₃ = 3.072 i – (3.072 cos 5.16° i + 3.072 sin 5.16° j)

ΔV₃ = 0.012 i – 0.276 j

ΔV₃ = 

ΔV₃ = 0.276 km/s

#Hasil perhitungan ΔV secara manual di atas menunjukkan hasil yang cenderung sama dengan perhitungan STK

3.       Massa propelan yang dibutuhkan untuk mendapatkan ∆V total 1.462 km/s (dengan asumsi Isp=300s) :

Massa satelit Optus D3 beserta motor roket dan propelannya adalah 1825.4 Kg.

4.       Waktu yang dijalani satelit dari saat manuver pertama (di orbit parkir) sampai dengan saat manuver terakhir (untuk masuk ke orbit operasi).

Perhitungan Manual, Perioda =

Perhitungan STK, Perioda = 10 jam 45 menit

REFERENSI:

http://en.wikipedia.org/wiki/Optus_fleet_of_satellites
http://id.wikipedia.org/wiki/Ariane_5  

http://www.map-france.com/Kourou-97310/map-Kourou.html

http://www.orbital.com/newsinfo/publications/optusd3_fact.pdf